JP3340744B2 - Turbine airfoil including diffusion trailing frame - Google Patents
Turbine airfoil including diffusion trailing frameInfo
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Description
【発明の詳細な説明】 技術分野 本発明はターボマシンに関し、特に、内部冷却された
タービン翼型に関する。Description: TECHNICAL FIELD The present invention relates to turbomachines, and more particularly to internally cooled turbine airfoils.
発明の背景 ガスタービンエンジンなどの一般的なターボマシン
は、作動流体を連続して圧縮機、燃焼室、タービンに供
給する軸方向に延在した環状流路を有する。圧縮機は圧
縮機ブレードとよばれる複数の回転翼型を含み、この回
転翼型が作動流体にエネルギを加える。作動流体は圧縮
機を出ると燃焼室に入る。燃料は圧縮された作動流体と
混合され、この混合物は点火されて作動流体にさらにエ
ネルギを加える。燃焼によって生じた成生物はタービン
内で膨張される。タービンはタービンブレードと呼ばれ
る他の複数の回転翼型を含み、膨張している流体からエ
ネルギを抽出する。この抽出されたエネルギの一部は、
圧縮機とタービンとを相互接続するロータシャフトを経
由して再び圧縮機に伝達される。抽出されたエネルギの
残りは他の用途にも使い得る。BACKGROUND OF THE INVENTION A typical turbomachine, such as a gas turbine engine, has an axially extending annular flow path that continuously supplies a working fluid to a compressor, a combustion chamber, and a turbine. The compressor includes a plurality of rotor airfoils, called compressor blades, which add energy to the working fluid. Working fluid exits the compressor and enters the combustion chamber. The fuel is mixed with the compressed working fluid, and the mixture is ignited to add more energy to the working fluid. Adult products produced by the combustion are expanded in the turbine. Turbines include multiple other airfoils, called turbine blades, to extract energy from the expanding fluid. Some of this extracted energy is
It is again transmitted to the compressor via a rotor shaft interconnecting the compressor and the turbine. The rest of the extracted energy can be used for other applications.
圧縮機およびタービンの作動流体と翼型との間でエネ
ルギを効率的に伝達できるか否かは多くのパラメータに
よって決まる。これらのパラメータの１つとして、作動
流体の流れ方向に対して回転翼型をどの方向に向けるか
ということが挙げられる。このため、羽根と呼ばれる非
回転翼型領域は一般にロータブレードの各領域の上流に
配置されている。羽根は流れの方向を適宜変えてブレー
ドに作用させる。別のパラメータはブレードおよび羽根
の両方の翼型の大きさおよび形状である。一般に翼型は
翼型の形状に影響を及ぼさずに翼型の重量を減らすよう
横方向に出来るだけ薄く形成されている。横方向の寸法
は最大限に薄くして冷却通路の翼型内に収まる範囲まで
である。冷却通路は許容限界内に翼型の温度を維持でき
るものである必要がある。Many parameters determine whether energy can be efficiently transferred between the working fluids of the compressor and turbine and the airfoil. One of these parameters is in which direction the rotary airfoil is oriented with respect to the flow direction of the working fluid. For this reason, non-rotating airfoil regions called blades are generally located upstream of each region of the rotor blade. The blades act on the blades by appropriately changing the flow direction. Another parameter is the size and shape of both blade and vane airfoils. Generally, the airfoil is formed as thin as possible in the lateral direction to reduce the weight of the airfoil without affecting the shape of the airfoil. Lateral dimensions are as thin as possible to fit within the airfoils of the cooling passages. The cooling passage must be able to maintain the temperature of the airfoil within acceptable limits.
燃焼過程によって発生したエネルギ量は燃焼生成物の
温度に比例する。ある一定の燃料と酸化剤については、
燃焼エネルギが増大するとこれに伴って燃焼生成物の温
度も上昇する。しかしながら温熱作動流体と接触するタ
ービン構造の許容温度は、一般に燃焼過程の温度限界値
となる。燃焼過程によって発生するエネルギはこの温度
限界値によって決まる。The amount of energy generated by the combustion process is proportional to the temperature of the combustion products. For certain fuels and oxidants,
As the combustion energy increases, the temperature of the combustion products also increases. However, the permissible temperature of the turbine structure in contact with the hot working fluid is generally the temperature limit of the combustion process. The energy generated by the combustion process is determined by this temperature limit.
タービン内の許容温度は材料の特性と応力レベルに左
右される。タービン材料はその融点未満の温度に維持さ
れる。さらに、ある一定の構成要素の許容温度は、その
構成要素の応力レベルによって制限される。温度は許容
応力レベルに悪影響を及ぼす。従って、大きな応力を受
けやすい構成要素は、その融点よりもかなり低い温度に
維持されなければならない。これはタービン翼型等の回
転力を受けやすいタービン構成要素では特に重要なこと
である。The allowable temperature in the turbine depends on the properties of the material and the stress level. The turbine material is maintained at a temperature below its melting point. Further, the allowable temperature of a given component is limited by the stress level of that component. Temperature adversely affects allowable stress levels. Thus, a component subject to high stress must be maintained at a temperature well below its melting point. This is especially important for turbine components that are subject to rotational forces, such as turbine airfoils.
タービン構成要素の過熱を防ぐ１つの方法は、圧縮機
から導かれた冷却流体を利用してタービンを冷却するこ
とである。一般にこの流体は燃焼過程には影響されない
流体であるため、タービン内の作動流体よりかなり低い
温度である。冷却流体はタービン内の様々な構造内を通
過したりその周囲を通って流れたりする。冷却流体の一
部は、冷却流体を通過させるための内部通路を持つター
ビン翼型を通過して流れる。冷却流体がこれらの通路を
通過する際、熱はタービン翼型面から冷却流体へ伝達さ
れる。通路はトリップストリップや架台など冷却流体と
タービン翼型との間の伝熱を最大にするための様々な構
造を含む。冷却流体はタービン翼型の翼型部周囲に分散
された冷却孔を通って流路へ出て行く。One way to prevent overheating of turbine components is to utilize a cooling fluid directed from the compressor to cool the turbine. Since this fluid is generally unaffected by the combustion process, it is at a much lower temperature than the working fluid in the turbine. Cooling fluid flows through and around various structures within the turbine. A portion of the cooling fluid flows through a turbine airfoil having internal passages for passing the cooling fluid. As the cooling fluid passes through these passages, heat is transferred from the turbine airfoil to the cooling fluid. The passages include various structures, such as trip strips and mounts, to maximize heat transfer between the cooling fluid and the turbine airfoil. Cooling fluid exits the flow path through cooling holes distributed around the airfoil of the turbine airfoil.
圧縮機の流体を利用してタービンを冷却する方法で
は、結果としてガスタービンエンジン全体の効率が低く
なるという問題がある。圧縮された流体の一部はタービ
ンの様々な領域をバイパスしているため、圧縮機の流体
とバイパスされたタービン領域との間ではエネルギを有
効に伝達することはできない。圧縮機の流体を用いた冷
却で燃焼温度を高くできたとしても、この温度は効率損
失によって相殺されてしまう。このような相殺状態が発
生するため、圧縮機から導かれた冷却流体を効率的に利
用することは特に重要になってくる。冷却流体を効率的
に利用するには、最小限の量の冷却流体から最大限に伝
熱を達成する必要がある。The method of cooling the turbine using the fluid of the compressor has a problem that the efficiency of the entire gas turbine engine is reduced as a result. Because some of the compressed fluid bypasses various regions of the turbine, energy cannot be effectively transferred between the compressor fluid and the bypassed turbine region. Even if the combustion temperature can be increased by cooling using the compressor fluid, this temperature is offset by efficiency loss. Because such a cancellation occurs, it is particularly important to efficiently use the cooling fluid guided from the compressor. Efficient use of the cooling fluid requires maximizing heat transfer from a minimal amount of cooling fluid.
上記技術にもかかわらず、本願出願人の譲渡人からの
指示に基づいて、科学者およびエンジニアらは、タービ
ン翼型を効率的に冷却してターボマシンの全体効率を最
大限にするための手段を開発しようと尽力している。Despite the above techniques, based on instructions from the assignee of the present applicant, scientists and engineers have taken measures to efficiently cool turbine airfoils to maximize the overall efficiency of the turbomachine. Is committed to developing.
発明の開示 本発明によれば、タービン翼型は、後縁と後縁上に冷
却流体の気膜を形成する内部拡散手段とを含む。DISCLOSURE OF THE INVENTION In accordance with the present invention, a turbine airfoil includes a trailing edge and internal diffusion means for forming a film of cooling fluid on the trailing edge.
さらに本発明によれば、拡散手段は翼型の圧力壁と吸
引壁との間に横方向に延在する、半径方向に離隔して配
置された複数の分流部材を含む。分流部材は断面形状が
涙滴形であり、一体の集束側壁を含む。各側壁は、隣接
した分流部材の集束側壁と組み合わされて隣接した分流
部材間の拡散チャネルを規定している。圧力壁は第１の
リップを有し、吸引壁は第１のリップ下流で軸方向に延
在する第２のリップを有する。第１のリップおよび第２
のリップは、カットバック後縁領域を規定する。拡散チ
ャネルは、カットバック後縁領域上流からカットバック
後縁領域を越えて下流方向に延在している。Further in accordance with the present invention, the diffusing means includes a plurality of radially spaced diversion members extending laterally between the airfoil pressure wall and the suction wall. The diversion member is teardrop-shaped in cross-section and includes an integral focusing sidewall. Each side wall is combined with a focusing side wall of an adjacent divert member to define a diffusion channel between adjacent divert members. The pressure wall has a first lip and the suction wall has a second lip extending axially downstream of the first lip. First lip and second
Defines a cutback trailing edge region. The diffusion channel extends downstream from the cutback trailing edge region upstream beyond the cutback trailing edge region.
特定の実施態様によれば、各分流部材は丸みのある前
縁と、傾斜された側壁の上流に配置された一対の平行側
壁とを含む。各平行側壁は、隣接した分流部材の平行側
壁、圧力壁および吸引壁と組み合わされて、拡散チャネ
ルのすぐ上流で定面積フローチャネルを規定している。According to a particular embodiment, each diversion member includes a rounded leading edge and a pair of parallel side walls located upstream of the inclined side wall. Each parallel side wall, in combination with the parallel side wall, pressure wall and suction wall of the adjacent diversion member, defines a constant area flow channel immediately upstream of the diffusion channel.
本発明の主な特徴は、部分的に翼型内に配置されると
共に分流部材の側壁によって形成された拡散チャネルで
ある。別の特徴は、カットバック後縁領域に位置してい
る拡散チャネルが下流まで伸びているという点である。
特定の実施態様の主な特徴は、冷却流体の流れに対して
拡散チャネルのすぐ上流に配置された定面積チャネルで
ある。A key feature of the present invention is a diffusion channel partially disposed within the airfoil and formed by the side walls of the diversion member. Another feature is that the diffusion channel located in the cutback trailing edge region extends downstream.
A key feature of certain embodiments is a constant area channel located just upstream of the diffusion channel with respect to the flow of the cooling fluid.
本発明の主な利点は、タービン翼型後縁のカットバッ
ク領域上に冷却流体のフィルムを形成する拡散チャネル
を設けたことで、タービン翼型を流れる冷却流体を効率
利用できるという点である。拡散チャネルはカットバッ
ク領域の上流からカットバック領域をこえて下流側まで
延在しているので、冷却流体は制御拡散されて後縁を出
て拡散はカットバック領域に続く。ここで利用される
「制御拡散」は流れが分離しないようにすると共に流れ
る流体を均一かつ十分拡散させる方法であると定義され
る。冷却流体のフィルムは温熱作動流体とカットバック
領域の流れ面との間のバッファとなる。特定の態様の主
な利点は、すぐ上流に定面積チャネルを設けたことで拡
散チャネル内を拡散制御できるという点である。定面積
チャネルは、拡散チャネルに入る冷却流体を組織化した
流れとして供給する。ここで使用する「組織化された流
れ」という用語は、大多数の流れのストリームラインが
平行であると共に共通方向を持つ流体流として定義され
る。特定の実施態様の他の利点は、定面積チャネル内に
流れる冷却流体と定面積チャネルを形成する壁との間で
熱を伝達させることでさらに冷却できるという点であ
る。A main advantage of the present invention is that the cooling fluid flowing through the turbine airfoil can be efficiently utilized by providing a diffusion channel that forms a film of cooling fluid over the cutback region of the trailing edge of the turbine airfoil. Since the diffusion channel extends from upstream of the cutback region to downstream beyond the cutback region, the cooling fluid is controlledly diffused out of the trailing edge and diffusion continues to the cutback region. As used herein, "controlled diffusion" is defined as a method of preventing flow separation and uniformly and sufficiently diffusing a flowing fluid. The film of cooling fluid provides a buffer between the warm working fluid and the flow surface of the cutback region. A major advantage of certain aspects is that the provision of a constant area channel immediately upstream allows for diffusion control within the diffusion channel. The constant area channel provides cooling fluid entering the diffusion channel as an organized stream. The term "organized flow" as used herein is defined as a fluid flow in which the stream lines of the majority of the streams are parallel and have a common direction. Another advantage of certain embodiments is that additional cooling can be achieved by transferring heat between the cooling fluid flowing within the constant area channel and the walls forming the constant area channel.
本発明の上記の目的、他の目的、特徴および利点は、
添付の図面を参照した実施例の以下の詳細な説明からさ
らに明らかになろう。The above objects, other objects, features and advantages of the present invention are:
The following detailed description of embodiments with reference to the accompanying drawings will become more apparent.
図面の簡単な説明 図１は、ガスタービンエンジンの側断面図である。BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is a side sectional view of a gas turbine engine.
図２は、隣接したタービン翼型の側面図であって、複
数の分流部材を含む後縁を示すため一部を切り欠いて示
してある。FIG. 2 is a side view of an adjacent turbine airfoil, partially cut away to show a trailing edge including a plurality of flow dividing members.
図３は、一対の隣接した分流部材の断面図であって、
分流部材の位置を破線で示してある。FIG. 3 is a sectional view of a pair of adjacent flow dividing members,
The position of the flow dividing member is indicated by a broken line.
図４は、図２の線４−４に沿って切った断面図であ
る。FIG. 4 is a cross-sectional view taken along line 4-4 of FIG.
図５は、図２の線５−５に沿って切った端面図であ
る。FIG. 5 is an end view taken along line 5-5 of FIG.
発明を実施するための最良の形態 図１は、一般的なターボマシンを表すガスタービンエ
ンジン12を示す図である。ガスタービンエンジンは、圧
縮機14と、燃焼室16と、タービン18とを含む。軸向流路
22は、ガスタービンエンジンを介して延在し、作動流体
用の通路を規定する。圧縮機に入る作動流体は、羽根26
と回転ブレード28とを含む複数の圧縮機翼型24に作用す
る。圧縮機ブレードは作動流体に作用してエネルギを作
動流体に加える。圧縮機を出る作動流体は、燃料と混合
され、混合物が燃焼室内で点火される燃焼室に入る。次
に燃焼生成物は、タービン内で膨張される。タービン
は、タービン羽根34とタービンブレード36とを含む複数
のタービン翼型32を有する。タービンブレードは、作動
流体に作用して作動流体からのエネルギを抽出する。タ
ービン羽根は、作動流体と軸方向に隣接した下流タービ
ンブレードとの間に最適に作用するよう作動流体を方向
付ける。BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION FIG. 1 is a diagram showing a gas turbine engine 12 representing a general turbomachine. The gas turbine engine includes a compressor 14, a combustion chamber 16, and a turbine 18. Axial flow path
22 extends through the gas turbine engine and defines a passage for a working fluid. The working fluid entering the compressor is
And a plurality of compressor airfoils 24 including a rotating blade 28. Compressor blades act on the working fluid to add energy to the working fluid. The working fluid leaving the compressor is mixed with fuel and enters the combustion chamber where the mixture is ignited within the combustion chamber. The combustion products are then expanded in the turbine. The turbine has a plurality of turbine airfoils 32 including turbine blades 34 and turbine blades 36. Turbine blades act on the working fluid to extract energy from the working fluid. The turbine blades direct the working fluid to operate optimally between the working fluid and an axially adjacent downstream turbine blade.
タービンブレード36を形成するタービン翼型32を図２
に示す。タービンブレードは、翼型部38と、プラットフ
ォーム42と、ルート部44とを含む。翼型部は、流路を介
して延在すると共に流路を流れる作動流体に作用する。
プラットフォームは、タービンブレード周囲に横方向に
延在して半径方向部流れ面46を形成する。流れ面は、作
動流体が半径方向内側に流れたりブレードの翼型部に作
用したりしないよう作動流体を抑制する。ルート部は、
回転ディスク48と係合してタービンブレードを半径方向
に固定する。冷却通路52は、タービンブレードを介して
延在し、冷却流体の供給源との間で流体連通関係にあ
る。冷却通路は翼型部を通過して翼型面から冷却流体へ
熱を伝達し、タービンブレードの温度を最大許容温度未
満下に維持する。FIG. 2 shows a turbine airfoil 32 forming a turbine blade 36.
Shown in The turbine blade includes an airfoil portion 38, a platform 42, and a root portion 44. The airfoil extends through the flow path and acts on the working fluid flowing through the flow path.
The platform extends laterally around the turbine blades to form a radial flow surface 46. The flow surface constrains the working fluid from flowing radially inward or acting on the airfoil of the blade. The root part is
Engage with rotating disk 48 to radially secure turbine blades. The cooling passage 52 extends through the turbine blade and is in fluid communication with a supply of cooling fluid. The cooling passages transfer heat from the airfoil surface to the cooling fluid through the airfoil to maintain the temperature of the turbine blade below the maximum allowable temperature.
タービンブレードは、前縁54と、圧力面56と、吸引面
58と、カットバック後縁62とを含む。カットバック後縁
は、ブレードの翼型部から冷却流体を排出するための手
段を規定する。冷却通路は、圧力面壁と吸引面壁との間
に配置される。カットバック後縁は、圧力面リップ64
と、圧力面リップの下流に延在する吸引面リップ66とに
よって規定される。カットバック後縁は、圧力面壁と吸
引面壁との間に横方向に延在する、半径方向に離隔して
配置された複数の分流部材68を含む。冷却チャネル72
は、隣接した分流部材間に配置され、タービンブレード
の内部冷却通路と流路との間で流体を連通させる。The turbine blade has a leading edge 54, a pressure surface 56, and a suction surface.
58 and a cutback trailing edge 62. The cutback trailing edge defines a means for discharging cooling fluid from the airfoil of the blade. The cooling passage is arranged between the pressure face wall and the suction face wall. Cutback trailing edge, pressure surface lip 64
And a suction surface lip 66 extending downstream of the pressure surface lip. The cutback trailing edge includes a plurality of radially spaced diversion members 68 extending laterally between the pressure face wall and the suction face wall. Cooling channel 72
Is disposed between adjacent flow dividing members, and communicates fluid between the internal cooling passage of the turbine blade and the flow path.
各分流部材は、図３に示されるように断面涙滴形であ
る。各分流部材は、丸みを付けた前縁74と、定厚部76
と、軸方向集束部分78とを含む。丸みを付けた前縁は、
タービンブレード内の冷却流路に向けて内側に対向して
いる。図３に示されるように、丸みを付けた前縁は断面
半円形であるが、分流部材の前縁部分は他の円形以外の
形であってもよいことは当業者らによって容易に理解で
きよう。Each diversion member is teardrop-shaped in cross section as shown in FIG. Each diverter has a rounded leading edge 74 and a constant thickness section 76.
And an axial focusing portion 78. The rounded leading edge
It faces inward toward the cooling flow path in the turbine blade. As shown in FIG. 3, the rounded leading edge is semi-circular in cross-section, but it will be readily understood by those skilled in the art that the leading edge portion of the diversion member may have other non-circular shapes. Like.
定厚部は、互いに半径方向に離隔して配置された一対
の平行側壁82を含む。各平行側壁は、隣接した分流部材
の平行側壁から平行に半径方向に離隔して配置される。
隣接した分流部材の平行側壁は、圧力壁および吸引壁と
ともに分流部材間の一定幅の定面積チャネル84を規定す
る。The constant thickness portion includes a pair of parallel side walls 82 arranged radially apart from each other. Each parallel sidewall is radially spaced parallel to a parallel sidewall of an adjacent flow divider.
The parallel side walls of adjacent diversion members together with the pressure and suction walls define a constant width constant area channel 84 between the diversion members.
分流部材の集束部は一対の集束側壁86を含む。各集束
側壁は、平行側の下流端88から延在し、対向する傾斜側
と下流端92でほぼ集束する。図３に示されるように、集
束側壁は、一点に完全に集束することはないが互いに接
近する。隣接した分流部材の傾斜側は、圧力壁および吸
引壁とともに隣接した分流部材間で被覆拡散領域94を規
定する。この拡散領域は、圧力面リップの上流から圧力
面壁と吸引面壁間の下流に延在している。傾斜側と吸引
壁によって形成された非被覆拡散領域96は、圧力面リッ
プの下流と吸引面リップをこえて延在する。The focusing portion of the diverter includes a pair of focusing sidewalls 86. Each focusing side wall extends from the parallel downstream end 88 and is substantially focused at the opposing inclined side and downstream end 92. As shown in FIG. 3, the focusing sidewalls do not fully focus at one point but approach each other. The sloping side of the adjacent diversion member, together with the pressure and suction walls, defines a coating diffusion region 94 between the adjacent diversion members. The diffusion region extends from upstream of the pressure face lip to downstream between the pressure face wall and the suction face wall. An uncoated diffusion region 96 formed by the inclined side and the suction wall extends downstream of the pressure face lip and beyond the suction face lip.
動作時、温熱作動ガスは、タービンブレードの翼型部
の上を流れて翼型部を加熱する。冷却流体は、翼型部内
の通路を流れてタービン翼型を冷却する。この冷却流体
の一部は、カットバック後縁から流路内に流出する。カ
ットバック後縁から流出する冷却流体は、半径方向に配
置された分流部材によって規定されたチャネルを流れ
る。熱は、圧力壁と吸引壁から直接冷却流体に伝達され
るとともに、分流部材を介して間接的に伝達される。In operation, hot working gas flows over the airfoil of the turbine blade to heat the airfoil. Cooling fluid flows through passages in the airfoil to cool the turbine airfoil. Part of the cooling fluid flows out of the trailing edge of the cutback into the flow path. Cooling fluid flowing out of the trailing edge of the cutback flows through a channel defined by radially arranged flow dividers. The heat is transmitted directly from the pressure wall and the suction wall to the cooling fluid and indirectly via the flow dividing member.
流出する冷却流体は最初に分流部材の前縁に衝突して
分流部材を衝突によって冷却し、圧力壁と吸引壁から間
接的に伝達する。次に冷却流体はこの定面積チャネルを
流れ、定面積チャネルを流れる冷却流と、分流部材、吸
引壁および圧力壁を流れる流れとの間でさらに熱を伝達
する。The outflowing cooling fluid first impinges on the leading edge of the flow diverter and cools the flow diverter by impact and is indirectly transmitted from the pressure and suction walls. The cooling fluid then flows through the constant area channel and transfers further heat between the cooling flow flowing through the constant area channel and the flow flowing through the diverter, suction and pressure walls.
また、定面積チャネルを流れる冷却流体は、定面積チ
ャネルを通過する間により十分に発達して組織化された
後に拡散領域に流出する。次に定面積チャネルから流出
する冷却流体は、覆い（カバー）のついた拡散領域に入
り、冷却流体の拡散が始まる。冷却流体が拡散されると
冷却流体内の静圧は増大し、冷却流体の速度は落ちる。Also, the cooling fluid flowing through the constant area channel flows out into the diffusion region after being more fully developed and organized while passing through the constant area channel. The cooling fluid flowing out of the constant area channel then enters the covered diffusion region and diffusion of the cooling fluid begins. As the cooling fluid diffuses, the static pressure within the cooling fluid increases and the velocity of the cooling fluid decreases.
覆いのついた拡散領域が存在することで、作動流体を
拡散させた後に作動流体と接触させることが可能とな
る。この作動流体は、翼型部を流れると共に吸引面リッ
プ上を外部方向に流れている。The presence of the covered diffusion region allows the working fluid to diffuse and then contact the working fluid. This working fluid flows through the airfoil and outwardly on the suction surface lip.
覆われた拡散領域を出る時、冷却流体は吸引面リップ
に拡散し続けるので、吸引面リップに冷却流体のフィル
ム（薄層）が形成される。As the cooling fluid continues to diffuse to the suction surface lip as it exits the covered diffusion region, a film of cooling fluid is formed on the suction surface lip.
この冷却流体のフィルムは温熱作動流体と吸引面リッ
プとの間のバッファとなり、吸引面壁を冷却する。圧力
面リップ上流の拡散開始部分は、拡散冷却流体が翼型部
を出る前に制御拡散を開始するための手段となり、翼型
部に流れる温熱作動流体に作用する。圧力リップの上流
で制御拡散が行われることで、冷却流体によって整然か
つ効率的に拡散フィルムが吸引面リップ上に形成され
る。This film of cooling fluid acts as a buffer between the hot working fluid and the suction surface lip, cooling the suction surface wall. The diffusion initiation portion upstream of the pressure face lip provides a means for initiating controlled diffusion before the diffusion cooling fluid exits the airfoil, acting on the hot working fluid flowing into the airfoil. The controlled diffusion is performed upstream of the pressure lip, so that the cooling fluid forms an orderly and efficient diffusion film on the suction surface lip.
分流部材の形状についてのパラメータのうちの特定の
パラメータによって分流部材の機能を最大限にできると
思われる。これらのパラメータは、隣接した分流部材間
の流路の直線部分の油圧直径に関して定義される。油圧
直径をDH、定面積チャネルの断面積をＡ、チャネルの周
辺長をＰとすると、油圧直径は以下の式によって表され
る。It is believed that certain of the parameters for the shape of the diverter can maximize the function of the diverter. These parameters are defined in terms of the hydraulic diameter of the straight section of the flow path between adjacent diversion members. Assuming that the hydraulic diameter is D H , the sectional area of the constant area channel is A, and the peripheral length of the channel is P, the hydraulic diameter is represented by the following equation.
DH＝4A/P チャネルの高さをＨ、チャネルの幅をＷとすると、図
５のチャネルでは、断面積ａは以下の式によって求める
こともできる。D H = 4 A / P Assuming that the height of the channel is H and the width of the channel is W, the sectional area a of the channel in FIG.
Ａ＝πH2/4＋Ｈ・（Ｗ−Ｈ） かかるチャネルの周辺長は、以下の式から計算され
る。Perimeter of A = πH 2/4 + H · (W-H) such channel is calculated from the following equation.
Ｐ＝πＨ＋２・（Ｗ−Ｈ） 図３に示されるように、分流部材の前縁は直径D1eの
半円形である。ここで、D1eは図３に示されるように分
流部材の定厚部分の厚さに対応している。D1eは以下の
範囲内にあるとする。P = πH + 2 · (W−H) As shown in FIG. 3, the leading edge of the flow dividing member is a semicircle having a diameter D 1e . Here, D 1e corresponds to the thickness of the constant thickness portion of the flow dividing member as shown in FIG. It is assumed that D 1e is in the following range.
IDH≦D1e≦3DH D1eを決定する際に考慮すべき要因は、後縁と所望の
伝熱量による流れに関する要件である。仮にDHが大きす
ぎる場合、冷却流体を排出するための十分な流れ面積を
確保できない場合がある。この結果、タービン翼型によ
る冷却流体流は制限され、後縁の上流における伝熱量に
悪影響をおよぼす。更に、D1eが極端に小さい場合、前
縁を最低限しか衝突型冷却することができない。Factors to consider in determining ID H ≦ D 1e ≦ 3D H D 1e are the requirements for the trailing edge and the flow due to the desired heat transfer. If DH is too large, a sufficient flow area for discharging the cooling fluid may not be secured. As a result, the flow of cooling fluid by the turbine airfoil is restricted, adversely affecting the amount of heat transfer upstream of the trailing edge. Furthermore, if D 1e is extremely small, only a minimum impact-type cooling of the leading edge is possible.
定厚部は、上述したようにD1eに等しい幅および長さL
1eを含む。長さL1eは３つの油圧直径D1e以下であるとす
る。定面積チャネルがなくても利益は享受できるが、拡
散部分に入る冷却流体の流れを組織化するためには定面
積チャネルを持つことは有益である。しかし、定面積チ
ャネルが長いと、チャネルが遮られた場合過熱の危険性
が増大する。The constant thickness section has a width and length L equal to D 1e as described above.
Including 1e . It is assumed that the length L 1e is equal to or less than three hydraulic diameters D 1e . Although the benefits can be enjoyed without a constant area channel, it is beneficial to have a constant area channel to organize the flow of cooling fluid into the diffusion. However, longer constant area channels increase the risk of overheating if the channel is obstructed.
集束領域の傾斜側は、図３に示されるように、定厚部
の直線部分側に平行する線との間で角度αを形成する。
拡散角度αは、以下の式に従って選択されるとする。As shown in FIG. 3, the inclined side of the focusing area forms an angle α with a line parallel to the straight portion side of the constant thickness portion.
It is assumed that the diffusion angle α is selected according to the following equation.
２゜≦α≦10゜ 拡散角度αが２゜未満であると十分な拡散を行うことが
できないが、拡散角度αが10゜より大きいとチャネルに
よる他の流れ特性によっては結果的に傾斜側から流れが
離れてしまう場合もある。2 ゜ ≦ α ≦ 10 ゜ If the diffusion angle α is less than 2 °, sufficient diffusion cannot be performed, but if the diffusion angle α is more than 10 °, depending on other flow characteristics due to the channel, consequently from the inclined side. The flow may be separated.
覆われた拡散領域は、上述したように、拡散角度α
と、定厚部の下流端と圧力面リップとの間の距離を規定
する長さL2とによって定義される。長さL2は、５つの油
圧直径DH以下であるとする。しかしながら、長さL2は、
実際にはカットバック領域の翼型部の本体厚さなどを考
慮して制限されるということに注意されたい。The covered diffusion area has a diffusion angle α as described above.
When, as defined by a length L 2 which defines the distance between the downstream end and the pressure surface lip Teiatsu portion. The length L 2 is to be less than five hydraulic diameter D H. However, the length L 2 is
It should be noted that this is actually limited in consideration of the body thickness of the airfoil portion in the cutback region.
覆われていない拡散領域は、カットバックの長さすな
わち圧力面リップと吸引面リップとの間の軸方向距離に
一致する長さL3を有する。長さL3は、７つの油圧直径DH
以下であるとする。実際の長さL3は、翼型部の本体形状
および吸引面リップの温度によって決まる。長さL3が長
すぎる場合、下流端での十分なフィルム冷却はありえな
い。Uncovered diffusion region has a length L 3 that matches the axial distance between the cut-back length or pressure surface lip and the suction surface lip. Length L 3 is 7 hydraulic diameters D H
It is assumed that: The actual length L 3 is determined by the body shape and temperature of the suction surface lip of the airfoil portion. If the length is L 3 is too long, there can be no adequate film cooling of the downstream end.
先に述べたように、流路自体の高さはＨで幅はＷであ
る。高さＨは、翼型部の本体形状および圧力面壁と吸引
面壁の壁の厚さによって決まる。幅Ｗは、翼型部から冷
却流体を排出するため必要とされる流れ面積および翼型
部の後縁領域に必要な冷却によって決まる。必要な流れ
面積は、複数の流路間で分流する。後縁領域での冷却要
件によって、圧力面壁および吸引面壁からチャネルを流
れる冷却流体へ熱を伝達するためにその領域内でいくつ
の分流部材が必要かが決まる。As described above, the height of the channel itself is H and the width is W. The height H is determined by the body shape of the airfoil and the thickness of the pressure face wall and the suction face wall. The width W is determined by the flow area required to discharge the cooling fluid from the airfoil and the cooling required in the trailing edge region of the airfoil. The required flow area is split between the multiple flow paths. The cooling requirements in the trailing edge region determine how many diversion members are required in that region to transfer heat from the pressure face wall and the suction face wall to the cooling fluid flowing through the channel.
図２乃至図５に示されるように、本発明はタービンブ
レードに適用されるが、本発明がタービン羽根又は内部
冷却とタービン翼型の後縁に沿って配置された冷却出口
を持つターボマシン翼型に等しく適用されることは当業
者によって理解できよう。As shown in FIGS. 2-5, the present invention is applied to turbine blades, but the invention is directed to turbine blades or turbomachine blades having internal cooling and cooling outlets located along the trailing edge of the turbine airfoil. It will be understood by those skilled in the art that the same applies to types.
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 リナスク，インドリク アメリカ合衆国，コネチカット 06084, トーランド，オールド ポスト ロード ５ (72)発明者 ビーバウト，ブライアン ケイ. アメリカ合衆国，コネチカット 06238, コヴェントリー，スモールウッド トレ イル 27 (56)参考文献 特開 昭61−1805（ＪＰ，Ａ) 実開 平５−14502（ＪＰ，Ｕ) 実開 昭64−8505（ＪＰ，Ｕ) 米国特許4229140（ＵＳ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F01D 5/18 ────────────────────────────────────────────────── ─── Continued on the front page (72) Inventor Linask, Indlik United States, Connecticut 06084, Toland, Old Post Road 5 (72) Inventor Bebout, Brian Cay. United States, Connecticut 06238, Coventry, Smallwood Trail 27 (56 References JP-A-61-1805 (JP, A) JP-A-5-14502 (JP, U) JP-A-65-1505 (JP, U) US Patent 4,229,140 (US, A) (58) Fields investigated (Int.Cl. 7 , DB name) F01D 5/18
Claims (6)
あって、前記タービンエンジン（12）は、長手方向の軸
の周りに配置されると共に冷却流体源と軸方向に延在す
る作動流体用の流路（22）とを有し、翼型（32）は流路
（22）を介して延在すると共に翼型（32）の一方の周り
に軸方向かつ半径方向に延在する圧力壁（56）を有し、
圧力壁（56）は圧力壁リップ（64）を有し、吸引壁（5
8）は翼型（32）の反対側の周りに軸方向半径方向に延
在し、吸引壁（58）は圧力壁（56）から離隔して配置さ
れかつ吸引壁リップ（66）を含み、吸引壁リップ（66）
は圧力壁リップ（64）の軸方向下流にあり、吸引壁リッ
プ（66）および圧力壁リップ（64）は後縁（62）を規定
し、内部通路（52）は冷却流体源と流体連通すると共に
後縁（62）から流出する冷却流体と共に冷却流体の流路
を形成する前記翼型（32）において、 半径方向に間隔をおいて配置され、圧力壁（56）と吸引
壁（58）との間で横方向かつ冷却流体の流路を流れ方向
に延在した複数の分流部材（68）を備え、該分流部材
（68）はそれぞれ分流部材（68）の前縁（74）と、一体
の集束側壁（86）と、を有し、各々前記分流部材（68）
の一部が前記流路に露出されるように前記圧力壁リップ
（64）下流の一点に向かって延在し、前記一対の集束側
壁（86）は隣接した分流部材（68）の隣接した側壁（8
6）が分岐して隣接した分流部材（68）間に被覆拡散領
域（94）と非被覆拡散領域（96）とを規定するように下
流方向に集束し、被覆拡散領域（94）は圧力壁リップ
（64）の上流から圧力壁リップ（64まで延在し、非被覆
拡散領域（96）は圧力壁リップ（64）から圧力壁リップ
（64）の下流まで延在し、一対の平行側壁（82）は分流
部材の前縁（74）から集束側壁（86）まで延在し、各前
記一対の平行側壁（82）は隣接した分流部材の一対の平
行側壁の１枚と平行で隣接した分流部材（68）間に定面
積チャネル（76）を規定し、各定面積チャネル（76）は
被覆拡散領域（94）の１つのすぐ上流にあることを特徴
とする翼型（32）。An airfoil (32) for a turbine engine (12), wherein the turbine engine (12) is disposed about a longitudinal axis and extends axially with a source of cooling fluid. An airfoil (32) extending through the flowpath (22) and axially and radially around one of the airfoils (32). Pressure wall (56)
The pressure wall (56) has a pressure wall lip (64) and a suction wall (5
8) extends axially radially around the opposite side of the airfoil (32), the suction wall (58) is spaced apart from the pressure wall (56) and includes a suction wall lip (66); Suction wall lip (66)
Is axially downstream of the pressure wall lip (64), the suction wall lip (66) and the pressure wall lip (64) define a trailing edge (62), and the internal passage (52) is in fluid communication with a source of cooling fluid. The airfoil (32), which forms a flow path of the cooling fluid together with the cooling fluid flowing out from the trailing edge (62), is disposed at a radial interval, and has a pressure wall (56) and a suction wall (58). A plurality of flow dividing members (68) extending laterally and in the flow direction of the cooling fluid, and each of the flow dividing members (68) is integrally formed with a leading edge (74) of the flow dividing member (68). Converging side walls (86), each of said flow dividing members (68)
Extending toward a point downstream of the pressure wall lip (64) such that a portion of the diverging member is exposed to the flow path, the pair of focusing sidewalls (86) being adjacent sidewalls of an adjacent diversion member (68). (8
6) branches and converges downstream so as to define a coated diffusion region (94) and an uncoated diffusion region (96) between the adjacent flow dividing members (68), and the coated diffusion region (94) is a pressure wall. Extending from the upstream of the lip (64) to the pressure wall lip (64), the uncoated diffusion region (96) extends from the pressure wall lip (64) downstream of the pressure wall lip (64), and includes a pair of parallel side walls (64). 82) extend from the leading edge (74) of the diversion member to the converging side wall (86), each pair of parallel side walls (82) being parallel and adjacent to one of the pair of parallel side walls of the adjacent diversion member. An airfoil (32) characterized by defining constant area channels (76) between members (68), each constant area channel (76) being immediately upstream of one of the coated diffusion regions (94).
出する冷却流体が分流部材の前縁（74）に衝突するよう
断面半円形であり、分流部材の前縁（74）は直径D1eを
有し、隣接した分流部材（68）間の定面積チャネル（7
6）は油圧直径DHを有し、DH≦D1e≦3DHであることを特
徴とする請求項１記載の翼型（32）。2. A leading edge (74) of a flow dividing member is semicircular in cross section so that a cooling fluid flowing out of an airfoil (32) impinges on a leading edge (74) of the flow dividing member. ) Have a diameter D 1e and have a constant area channel (7) between adjacent diversion members (68).
The airfoil (32) according to claim 1, wherein 6) has a hydraulic diameter D H and D H ≦ D 1e ≦ 3D H.
角度を形成し、２゜≦α≦10゜であることを特徴とする
請求項１あるいは２記載の翼型（32）。3. The airfoil (32) according to claim 1, wherein the focusing side wall forms an angle with the flow direction between the flow dividing members, and 2 ° ≦ α ≦ 10 °.
L1を有し、L1≦3DHであることを特徴とする請求項１、
２または３記載の翼型（32）。4. A constant area channel (76) having a hydraulic diameter DH and a length.
2. The method according to claim 1 , wherein L 1 satisfies L 1 ≦ 3D H.
The airfoil (32) according to 2 or 3.
の上流で距離L2だけ延在し、隣接した分流部材（68）間
の定面積チャネル（76）は油圧直径DHを有し、L2≦5DH
であることを特徴とする請求項１、２、３または４記載
の翼型（32）。5. A pressure diffusion lip (64) comprising a coating diffusion region (94) and a pressure surface lip (64).
Extending in an upstream distance L 2, adjacent dividing member (68) fixed area channel between (76) has a hydraulic diameter D H, L 2 ≦ 5D H
An airfoil (32) according to claim 1, 2, 3 or 4, characterized in that:
4）の下流で距離L3だけ延在し、隣接した分流部材（6
8）間の定面積チャネル（76）は油圧直径DHを有し、L3
≦7DHであることを特徴とする請求項１、２、３、４ま
たは５記載の翼型（32）。6. An uncoated diffusion region (96) comprising a pressure face lip (6).
Extending downstream a distance L 3 of 4), adjacent diverting member (6
8) a constant area channel between (76) has a hydraulic diameter D H, L 3
≦ 7D claim 1, 2, 3, 4 or 5 aerofoil according to characterized in that the H (32).
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